Projeto Conceptual de um Motor Turbofan com Pós-Combustor para um RPAS

UNIVERSIDADE DA BEIRA INTERIOR

Faculdade de Engenharia

Projeto Conceptual de um Motor Turbofan com

Pós-Combustor para um RPAS

Hélder Abreu Falcão Gonçalves

Engenharia Aeronáutica

Orientador: Prof. Doutor Francisco Miguel Ribeiro Proença Brójo

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Dedicatória

A todos aqueles que de uma forma ou de outra contribuem para a minha evolução pessoal, social e profissional, dedico este trabalho.

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Agradecimentos

À minha família, em especial aos meus pais, amigos, professores e instituições que me conduziram até este momento, o meu sincero obrigado. Apesar de ser um percurso individual, só foi possível graças a vocês!

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Resumo

Atualmente o mercado dos “Remotely Piloted Aicraft Systems” (RPAS) está em expansão. As previsões apontam para que este mercado continue a crescer durante os próximos anos, o que traz desafios na evolução dos mesmos. Esta expansão deve-se à descoberta das potencialidades em aplicações civis dos RPAS, que podem ir desde a agricultura e vigilância de atividades de comércio ilegais, até à cartografia e inspeção de redes elétricas. Estes sistemas vão desde dispositivos com escalas pequenas, até dispositivos com dimensões consideráveis que empregam componentes que estão presentes em aeronaves comerciais e até militares.

Com esta expansão é necessário o associamento evolutivo dos sistemas que integram os RPAS para que hajam cada vez mais e melhores dispositivos e para que possam ser aplicados a novos tipos de missões, quer sejam estas civis ou militares.

É neste sentido que este trabalho se encontra orientado. O objetivo de desenvolver um projeto ainda que concetual, é mais um passo no sentido desse progresso. É definida uma missão para um RPAS e a partir dessa missão que dita os requisitos necessários do projeto, são idealizados um conjunto de parâmetros de motor turbofan com pós-combustor ou afterburner.

Para tal procede-se à construção de uma rotina de cálculo no software MATLAB que permite a análise da performance deste tipo de motores. De seguida, são executadas várias corridas da rotina de cálculo para analisar as performances dos parâmetros dos vários motores, obtidos por interpolação. Selecionado o caso mais favorável, são realizadas um conjunto de otimizações dos parâmetros desse caso de forma a se conseguir uma redução no consumo de combustível, não comprometendo a realização da missão.

Por fim, são calculadas algumas características físicas do motor, nomeadamente a área, aproximada, da secção frontal e o peso em seco estimado do motor.

Palavras-chave

Remotely Piloted Aircraft Systems (RPAS), motor turbofan, afterburner, MATLAB, projeto concetual.

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Abstract

Currently the market for "Remotely Piloted Aicraft Systems" (RPAS) is expanding. The forecasts indicate that this market will continue to grow during the next few years, which presents challenges in their evolution. This expansion is due to the discovery of the potentialities in civil applications of the RPAS, which can range from agriculture and surveillance of illegal trade activities, to the mapping and inspection of electrical networks. These systems range from small scale devices to devices with considerable dimensions that employ components that are present in commercial aircraft and even military aircraft.

With this expansion, evolutionary association of the systems that integrate the RPAS is necessary so that there are more and better devices and so that they can be applied to new types of missions, be they civil or military.

It is in this sense that this work is oriented. The objective of developing a project, even if conceptual, is yet another step towards this progress. A mission is defined for a RPAS and from that mission that dictates the necessary requirements of the project, a set of parameters of turbofan engine with post-combustor (or afterburner) are idealized.

This is done by constructing a calculation routine in MATLAB software that allows the analysis of the performance of this type of motor. Then, the results of several executions of this routine are used to analyze the performances parameters of the various motors, obtained by interpolation. Once the most favorable case has been selected, a set of optimizations of the parameters of this case is carried out in order to achieve a reduction in fuel consumption, without compromising the accomplishment of the mission.

Finally, some physical characteristics of the engine are calculated, namely the approximate area of the front section and the estimated dry weight of the engine.

Keywords

Remotely Piloted Aircraft Systems (RPAS), turbofan engine, afterburner, MATLAB, conceptual design.

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Índice

Lista de Figuras ...xiv

Lista de Tabelas ...xvi

Lista de Acrónimos... xix

1. Introdução ... 1 1.1 Contextualização e Motivação ... 1 1.2 Objetivos... 3 2. Revisão Bibliográfica ... 4 2.1 Estudos pertinentes ... 4 3. Contextualização Teórica ... 6

3.1 Remotely Piloted Aircraft System (RPAS) ... 6

3.1.1 Tipos de RPAS tendo em conta o tipo de veículo aéreo ... 7

3.1.2 Utilização dos RPAS ... 8

3.2 Ciclos Termodinâmicos ... 13

3.2.1 Ciclo de Brayton ... 13

3.3 Motor Turbofan ... 15

3.3.1 Turbofan de baixa razão de bypass, mistura de caudais e afterburner... 17

4. Procedimento ... 18 4.1 Requisitos da missão ... 18 4.2 Notação de estações ... 19 4.3 Considerações ... 20 4.4 Metodologia matemática ... 20 5. Resultados ... 32

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6.1 Discussão dos resultados ... 48 6.2 Trabalhos futuros ... 48 Referências ... 50

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Lista de Figuras

Figura 1 - Projeção da Produção de UAS civis de 2017 a 2024 [3] ... 2

Figura 2 - Projeção do orçamento mundial para aquisição, pesquisa e desenvolvimento de RPAS militares [4] (FY = Fiscal Year; Proc. = Procurement; R&D = Research&Development; RoW = Rest of World) ... 2

Figura 3 - ScanEagle ... 9

Figura 4 - Predator C Avenger ... 10

Figura 5 – BOREAL ... 11

Figura 6 - Schiebel's CAMCOPTER S-100 ... 12

Figura 7 – Pathfinder ... 12

Figura 8 – Diagrama temperatura-entropia do ciclo termodinâmico de Otto ... 13

Figura 9 - Componentes motor a jato e os estados termodinâmicos correspondentes (http://web.mit.edu/16.unified/www/FALL/thermodynamics/notes/node28.html) ... 14

Figura 10 - Ciclo Brayton aberto (esquerda) e fechado (direita) (http://web.mit.edu/16.unified/www/FALL/thermodynamics/notes/node28.html) ... 14

Figura 11 - Motor Turbojet ... 15

Figura 12 - Motor Turbofan (http://lcas.otaski.org/images/5/50/500px-Turbofan_craftedshaft.svg.png) ... 16

Figura 13 - Motor Turbofan com baixa razão de bypass e afterburner (Enciclopédia Britânica, 1999) ... 17

Figura 14 - Notação das estações do motor [19] ... 19

Figura 15 - Gráfico do consumo específico de tração com a variação da razão de pressões do compressor sem afterburner ... 36

Figura 16 - Gráfico do consumo específico de tração com a variação da razão de pressões do compressor com afterburner ... 37

Figura 17 - Variação de TSFC com a razão de bypass ... 38

Figura 18 - Variação de NDST com a razão de bypass ... 38

Figura 19 - Variação de TSFC com a RPF ... 39

Figura 20 - Variação de TSFC com a TET ... 40

Figura 21 - Variação de TSFC com RB (otimização 2) ... 40

Figura 22 - Variação de TSFC com RPF (otimização 2) ... 41

Figura 23 - Variação de TSFC com TET (otimização 2) ... 41

Figura 24 - Variação de TSFC com RPF (otimização 3) ... 42

Figura 25 - Variação de TSFC com a TET (otimização 3) ... 43

Figura 26 - Variação de TSFC com RPF (otimização 4) ... 44

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Lista de Tabelas

Tabela 1 - Características do Mini-UAV RQ-11B Raven ... 8

Tabela 2 - Características do TUAV ScanEagle ... 9

Tabela 3 - Características do MALE-to-HALE Predator C Avenger (http://www.ga-asi.com/Websites/gaasi/images/products/aircraft_systems/pdf/Predator_C021915.pdf) .... 10

Tabela 4 - Características do TUAV BOREAL (http://www.boreal-uas.com/) ... 11

Tabela 5 - Características do RPH CAMCOPTER S-100 ... 11

Tabela 6 - Características do HALSOL Pathfinder (https://www.nasa.gov/centers/armstrong/news/FactSheets/FS-034-DFRC.html) ... 12

Tabela 7 - Requisitos da missão do RPAS ... 18

Tabela 8 - Notação das estações do motor ... 19

Tabela 9 - Parâmetros necessários para análise do ciclo do motor ... 20

Tabela 10 - Parâmetros tabelados [19],[5],[20] ... 21

Tabela 11 - Constantes para o ar fresco e para a mistura queimada ... 21

Tabela 12 - Designação das variáveis utilizadas ... 22

Tabela 13 - Parâmetros de motores turbofan com mistura de caudais e afterburner (estático e ao nível do mar) [21] ... 29

Tabela 14 - Valores atribuídos aos parâmetros das duas fases da missão ... 29

Tabela 15 - Valores interpolados para várias possibilidades de motoresErro! Marcador não definido. Tabela 16 - Valores dos parâmetros de desempenho para os motores iterados (afterburner OFF) ... 32

Tabela 17 - Valores dos parâmetros de desempenho para os motores iterados (afterburner ON) ... 33

Tabela 18 - Valores interpolados para várias possibilidades de motores (segunda interpolação) ... 33

Tabela 19 - Valores dos parâmetros de desempenho para os motores iterados (afterburner OFF) ... 34

Tabela 20 -Valores dos parâmetros de desempenho para os motores iterados (afterburner ON) ... 34

Tabela 21-Valores interpolados para várias possibilidades de motores (terceira interpolação) ... 35

Tabela 22 - Valores dos parâmetros de desempenho para os motores iterados (afterburner OFF) ... 35

Tabela 23 - Valores dos parâmetros de desempenho para os motores iterados (afterburner ON) ... 35

Tabela 24 - Sumarização dos parâmetros obtidos pelas otimizações anteriores ... 43

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Tabela 26 - Desempenho do motor obtido (caso 7 otimizado) ... 45

Tabela 27 - Consumos de combustível em cada otimização e a cada TET... 45

Tabela 28 - Parâmetros para o cálculo da massa e da área frontal do motor ... 46

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Lista de Acrónimos

RPAS Remotely Piloted Aircraft Systems RPA Remotely Piloted Aircraft

ICAO International Civil Aviation Organization UAS Unmanned Aerial Systems

ATC Air Traffic Control JSF Joint Strike Fighter

UCAV Unmanned Combat Aerial Vehicle RB Razão de Bypass

RPG Razão de pressões global RPF Razão de pressões da fan

RPC Razão de pressões do compressor P&W Pratt&Whitney

GE General Electric RR Rolls-Royce

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1. Introdução

Neste capítulo abordar-se-á a motivação para a realização desta dissertação, assim como uma breve contextualização acerca da situação atual (ou quase atual) e até potencialmente futura, das tecnologias relacionadas com a aplicação do objetivo principal deste trabalho.

1.1 Contextualização e Motivação

O desenvolvimento tecnológico tem sido uma constante na área dos veículos aéreos não tripulados. Não só em termos militares, mas também em termos civis. A descoberta do seu potencial em aplicações civis levou a um aumento considerável do uso civil destes sistemas, uso este que até então era maioritariamente feito pelas forças militares. De acordo com um documento da comissão europeia datado de 2012 [1], “Today, military RPAS applications are driving technology development and market expansion, leading the way in terms of research and development, standards, certification and pilot training. RPAS are currently almost exclusively used for military applications (±95%) although their potential for civilian applications has been widely recognised.”

Apesar deste uso maioritário em aplicações militares, o crescimento destes sistemas para aplicações civis está previsto numa circular emitida pela ICAO: [2] “The demand for small civil RPA flying visual line-of-sight (VLOS) for law enforcement, survey work, and aerial photography and video will continue to grow. Larger and more complex RPA — able to undertake more challenging tasks — will most likely begin to operate in controlled airspace where all traffic is known and where ATC is able to provide separation from other traffic. This could conceivably lead to routine unmanned commercial cargo flights”.

Projeções mais atuais realizadas em 2017, [3] mostram graficamente o que se prevê ser a produção de UAS (ou RPAS) civis, mundialmente, bem como o valor que este crescimento terá. Apesar de pouco mais de metade do mercado global ao longo da década ser representado por sistemas de consumo, os sistemas comerciais ultrapassarão o valor dos sistemas de consumo em 2024 ampliando ainda a sua liderança até ao fim da previsão. Com o avanço da tecnologia aplicada em telemóveis, surgiu a possibilidade de se desenvolverem sistemas mais baratos e fáceis de usar. Este aspeto é crítico para as aplicações comerciais dos RPAS, em contraste com as aplicações militares onde a performance é o aspeto mais relevante.

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Figura 1 - Projeção da Produção de UAS civis de 2017 a 2024 [3]

Contudo, não é só o mercado civil que tem previsões de crescimento. Segundo um estudo e previsão de mercado [4], em termos de orçamentos mundiais militares, estes sistemas serão um dos setores com maior crescimento dinâmico continuando assim com a tendência observada no século passado, ou seja, um crescimento rápido da despesa com os mesmos. O catalisador que mais contribuiu para este mercado tem sido o interesse dos militares dos Estado Unidos nesta tecnologia, bem como o interesse generalizado na guerra da informação e em sistemas centrados em redes. Os RPAS são um importante elemento de inteligência, vigilância e reconhecimento, podendo ainda desempenhar outras missões, incluindo caça e eliminação de alvos.

Figura 2 - Projeção do orçamento mundial para aquisição, pesquisa e desenvolvimento de RPAS militares [4] (FY = Fiscal Year; Proc. = Procurement; R&D = Research&Development; RoW = Rest of World)

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Torna-se então necessário desenvolver tecnologias que acompanhem esta evolução dos RPAS e que lhes melhor permitam desempenhar as missões designadas. O objetivo deste trabalho vai de encontro a esta contextualização tentando estabelecer parâmetros para um motor capaz de equipar futuros RPAS. De notar que a existência de RPAS com motores turbofan com pós-combustor (ou afterburner) é ainda reduzida ou ainda se encontra em desenvolvimento, pelo que é do interesse desta indústria trabalhos orientados neste sentido.

1.2 Objetivos

Tal como referido anteriormente, o objetivo deste trabalho será o estabelecimento de parâmetros de motores turbofan com pós-combustor, capazes de equipar futuros RPAS. Estes parâmetros serão a razão de pressões do compressor, a razão de bypass, a razão de pressões do Fan e a temperatura de entrada na turbina.

Para tal, são observados os parâmetros de outros motores turbofan semelhantes que equipam aeronaves já existentes. Estes parâmetros auxiliam a escolha dos valores iniciais que posteriormente interpolados são otimizados de forma a cumprir com os requisitos da missão estabelecida para o RPAS.

A otimização é feita com recurso a uma rotina de cálculo no software MATLAB que depois de construída permite a análise do desempenho deste tipo de motores.

Concluindo, serão estimados a área frontal e o peso do motor obtido, de forma a se entender melhor a viabilidade da aplicação do motor obtido.

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2. Revisão Bibliográfica

Quando se fala em projeto de motores turbina de gás, não existe nenhum guião absoluto de como este deve ser feito. Os passos relacionados com o projeto de um motor deste tipo dependem da experiência da empresa e dos seus empregados neste campo, bem como da natureza do projeto em si. Quando se desenvolve um novo motor, uma análise mais extensa e um maior número de iterações são necessárias comparativamente à adaptação de um motor já existente para o mesmo tipo de função [5].

2.1 Estudos pertinentes

Tal como dito acima, não há uma forma fixa de se projetar um novo motor. Surgem assim diferentes abordagens e técnicas para este projeto. Na conferência aeroespacial internacional de Ankara em 2013, apresentou-se uma dessas abordagens num estudo feito por uma equipa turca de engenheiros e um professor associado para o desenvolvimento de um motor com grande capacidade de extração de energia, destinado a um UAV com metade da escala de um JSF1 _{[6]. Introduzindo o estudo, os}

autores defendem que o futuro do combate aéreo deve ser dependente de UAV visto não estarem dependentes de limitações e fatores humanos, proposta esta que se encaixa nas projeções feitas no capítulo anterior.

Projeções à parte, o projeto deste novo motor incluiu a capacidade de extração de energia elétrica a partir do mesmo. Os autores começaram por reunir dados de outros motores semelhantes, criando uma base de dados afim de entenderem as limitações tecnológicas e económicas do projeto que desenvolviam.

Seguidamente, foi necessária a definição de uma missão típica de um UAV onde a aplicação deste motor se justificaria. Com a missão definida efetuaram a análise dos constrangimentos do UAV de forma a obterem o gráfico de dimensionamento a partir do qual puderam encontrar o conjunto de soluções ótimas que satisfazem os requisitos da missão. Com a análise da missão, estimaram a quantidade de combustível necessária para as diferentes fases da missão. __________________________

1_{JSF - “Joint Striker Fighter” é um programa de aquisição e desenvolvimento com o objetivo de}

substituir uma grande variedade de aeronaves ligadas ao combate aéreo, ataque e combate terrestre, sendo o mais atual o F-35 Lightning II.

5

Seguiu-se a análise paramétrica onde se tentaram perceber as características de desempenho do motor em relação ao seu ponto de projeto. Nesta fase não se define a geometria dos vários componentes, mas sim as alterações que cada componente (ou conjunto de componentes) provoca no estado do escoamento do motor. Nesta parte do projeto, o motor tem a designação de “motor de borracha” já que cada ponto da curva de performance pode corresponder a um motor fisicamente diferente.

Após esta análise paramétrica os autores definiram as variáveis de projeto do motor referindo que a determinação das mesmas não é uma tarefa trivial e que o uso de dados históricos e tendências reduz o número de parâmetros desconhecidos. Depois da definição das especificações do projeto do motor, os autores partem para o projeto dos componentes onde estas são desenhadas e caracterizadas.

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3. Contextualização Teórica

3.1

Remotely Piloted Aircraft System (RPAS)

Os RPAS diferem das demais aeronaves tripuladas devido ao fato de o piloto não se encontrar a bordo da aeronave, mas numa estação remota a partir da qual este comanda o RPA [7].

Apesar de habitualmente possuírem sistemas baseados nos sistemas das aeronaves tripuladas, estes são substituídos por elementos que permitem a ausência da tripulação a bordo e o controlo do RPA a partir de uma estação de controlo. Assim sendo, é considerada na fase de projeto a ausência da tripulação e dos elementos relacionados com a mesma (interfaces de controlo, habitáculo) através da sua substituição por subsistemas de controlo e automação.

É ainda necessário fazer a distinção entre RPAs, “drones” e aeromodelos. Os aeromodelos devem manter-se dentro do campo de visão do operador, e têm como principal utilidade o lazer ou desporto. Contrariamente, os “drones” possuem a capacidade de voar fora do campo de visão do operador, contudo são pré-programados para efetuarem, por exemplo, um certo tipo de missão ou seguirem determinada rota de voo sem que sejam transmitidos os resultados da missão pretendida até que este regresse à estação de recolha de dados. Por outro lado, dotados de um certo nível de automação, os RPA são capazes de comunicar com a estação de controlo transmitindo dados relativos à aeronave e à missão que se pretende que esta desempenhe. Estes dados podem ser imagens em tempo real de câmaras equipadas na carga útil do RPA, – não havendo assim a necessidade de se manter dentro do campo de visão do operador – dados relativos ao comportamento da aeronave e ainda dados sobre o seu estado, tais como a quantidade de combustível, estado dos componentes, entre outros [8].

Tendo em conta que os RPAS correspondem a um sistema que inclui vários subsistemas, destacam-se seguidamente alguns desses subsistemas:

• RPA (“Remotely Piloted Aircraft”) – aeronave não tripulada pilotada a partir de uma estação de pilotagem;

• RPS (“Remote Pilot Station”) – parte do RPAS que contém o equipamento necessário para comandar o RPA;

• Ligação de comando e controlo (“Command and Control (C2) link”) – Ligação entre o RPA e o RPS que visa a gestão de voo.

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3.1.1 Tipos de RPAS tendo em conta o tipo de veículo aéreo

A categorização dos RPAS pode ser efetuada de várias formas, mas é geralmente feita tendo em conta a capacidade ou a dimensão da aeronave que incorpora o sistema. Todavia, existe alguma dificuldade em categorizar de forma permanente os RPAS pois a possibilidade de empregar mais do que um tipo de aeronave para a mesma missão e o desenvolvimento da tecnologia que permite aos RPAS de menor dimensão cumprir missões anteriormente cumpridas por RPAS com categoria superior a este, tornam por vezes os limites da categorização de RPAS confusos.

Esta categorização pode ser efetuada da seguinte forma:

• HALE – “High Altitude Long Endurance” (elevada altitude e longa capacidade). Conseguem voar a mais de 15000 metros de altitude com durações de voo de 24 horas ou mais; usados tipicamente em missões globais de reconhecimento e vigilância, pelas forças aéreas que os controlam remotamente em estações de controlo fixas;

• MALE – “Medium Altitude Long Endurance” (media altitude e longa capacidade). Voam entre os 5000 e os 15000 metros com durações de voo semelhantes ao tipo anterior. Têm um papel semelhante aos HALE, contudo possuem em alcance inferior que mesmo assim excede os 500 quilómetros. São também controlados a partir de estações de controlo fixas;

• TAUV – “Medium Range or Tactical UAV” (alcance médio ou UAVs táticos). Veículos aéreos mais pequenos, cuja operação é feita em sistemas mais simples que os HALE e os MALE. Possuem alcances entre os 100 e os 300 quilómetros;

• MUAV – “Mini UAV”. Veículos que possuem uma massa inferior a um limite estabelecido, capazes de serem lançados a partir da mão do operador, com alcances até aos 30 quilómetros;

• MAV – “Micro UAV”. Sendo originalmente definidos como veículos cuja envergadura não ultrapassa os 150 milímetros, apesar de haver margem para tolerância, são usados principalmente em ambientes urbanos;

• NAV – “Nano Air Vehicle” (veículo aéreo nano). Projetados para possuírem dimensões semelhantes às de uma semente de ácer, são usados em enxames para baralhar radares e se equipados com câmaras, podem ser usados em vigilância a muito curto alcance;

Nas categorias anteriormente apresentadas ainda se incluem as aeronaves de asa rotativa, usualmente denominadas “remotely piloted helicopter” RPH ou VTUAV “vertical take-off UAV”. Podem incluir-se também sistemas como os UCAV “unmanned combat air vehicle”, que possuem asa fixa e são preparados para o lançamento de cargas explosivas e para o combate ar-ar, ou sistemas UCAR “unmanned combat rotorcraft” desenhados para o mesmo efeito.

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Por fim, existem outros termos, que já não são tão usados para descrever os RPAS tendo em conta o raio de operação do veículo aéreo. Podem então comparar-se estas duas formas de categorização:

• UAV de longo alcance – correspondem a HALE e MALE • UAV de médio alcance – correspondem a TUAV • UAV de curto alcance – correspondem a MUAV.

3.1.2 Utilização dos RPAS

Como foi referido anteriormente, existem diversos tipos de RPAS. A cada tipo de RPAS pode ser atribuída uma missão que tem em consideração as caraterísticas do mesmo. Posto isto, existem então diversas aplicações destes sistemas em variadas áreas que se podem subdividir em aplicações militares e aplicações civis.

Nas aplicações militares, estes sistemas são (ou podem ser) usados de diferentes formas pelos vários ramos das forças armadas. Na marinha podem desempenhar funções tais como a proteção de portos, vigilância de frotas inimigas, inteligência eletrónica, entre outras. No exército podem ser utilizados para reconhecimento, vigilância, localização e destruição de minas terrestres, etc. Por fim, na força aérea a vigilância de alta altitude e alto alcance, destruição ou interferência de radares inimigos são algumas das utilizações já em prática ou possíveis de serem praticadas.

Apresentam-se de seguida, três sistemas que enquadram as forças militares americanas atualmente, bem como algumas das suas caraterísticas:

RQ-11B Raven (Mini-UAV)

Segundo o fabricante, AeroVironment, é dos RPAS mais amplamente usados no mundo de hoje em dia. É um sistema usado por todos os serviços militares americanos e já deu provas da sua prestação em operações no Iraque e no Afeganistão[9]. Leve e de implementação rápida, o Raven tem como objetivo a vigilância e reconhecimento a baixa altitude. Pode ser operado manualmente ou operar autonomamente quando programado.

Tabela 1 - Características do Mini-UAV RQ-11B Raven [10]

Endurance 60-90 min.

Alcance 10 km

9 Massa 1,9 kg Teto operacional 30-152 m Figura 3 - RQ-11B Raven [11] ScanEagle (TUAV)

O ScanEagle, produzido pela Insitu, é um excelente objeto que auxilia a tomada de decisões em operações militares. Capaz de recolher imagens de diferentes espectros, mapear o solo, ser um elemento de ligação entre a fonte e o destino de comunicações sem fios, entre outros, mesmo em condições meteorológicas adversas torna-o o melhor aliado dos militares que operam no terreno.

Tabela 2 - Características do TUAV ScanEagle [12]

Endurance 24 h Alcance 150 km Velocidade de cruzeiro 25-30 m/s MTOW 22 kg Teto máximo 5950 m Figura 3 - ScanEagle [12]

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Predator C Avenger (MALE to HALE)

Com performance de um avião a jato, características que reduzem a sua deteção e múltiplas opções para a sua carga útil, o Predator C Avenger é um dos mais versáteis RPAS da família Predator produzido pela General Atomics. Para além de desempenhar as mesmas funções dos RPAS anteriores, pode ainda realizar ataques precisos sobre a terra ou sobre o mar [13].

Tabela 3 - Características do MALE-to-HALE Predator C Avenger [13]

Endurance 18 h

Alcance -

Velocidade máxima 740,8 km/h

MTOW 8255 kg

Teto operacional 15240 m

Figura 4 - Predator C Avenger [14]

No que diz respeito às aplicações civis, as vertentes são variadas. “As aplicações estão, por exemplo, a emergir na agricultura e pesca de precisão, monotorização de linhas de energia/gás, inspeção de infraestruturas, comunicações e serviços de transmissão, relé de comunicação sem fios e sistemas de reforço de satélites, monotorização de recursos naturais, meios de comunicação/entretenimento, mapeamento digital, gestão de terrenos e vida selvagem, gestão/controlo da qualidade do ar.” [1]

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BOREAL (TAUV)

Este RPAS de aplicação civil já auxiliou em campanhas de levantamentos oceanográficos e foi utilizado com sucesso no combate à pesca ilegal na costa da Bretanha (França). Mesmo assim, o fabricante deste sistema apresenta soluções de negócio ligadas à agricultura, inspeções de grandes infraestruturas e até mesmo cartografia.

Tabela 4 - Características do TUAV BOREAL [15]

Endurance 10 h Alcance - Velocidade de cruzeiro 70 -130 km/h Carga Útil 5 kg Teto operacional 4500 m Figura 5 – BOREAL [16] Schiebel’s CAMCOPTER S-100 (RPH)

Diferente dos RPAS apresentados até ao momento, este sistema apresenta ainda assim várias aplicações civis. A sua capacidade de pairar e de se mover lentamente permite-lhe ser a ferramenta ideal na inspeção de linhas de abastecimento de eletricidade, mapeamento a laser e ainda cinematografia aérea. Para além disto o fabricante refere que este RPH serve como plataforma ideal para a recolha e medida de amostras atmosféricas sejam estas químicas, biológicas ou radiológicas [17].

Tabela 5 - Características do RPH CAMCOPTER S-100 [17]

Endurance 10 h

Alcance 200 km

Velocidade máxima 240 km/h

MTOW 200 kg

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Figura 6 - Schiebel's CAMCOPTER S-100 [18]

Pathfinder (HALSOL = HALE + SOLAR)

O Pathfinder é uma asa voadora remotamente pilotada, alimentada a energia solar e peso leve. Teve como missões o auxílio à comunidade científica na deteção do estado dos nutrientes florestais, reflorestação e monotorização da saúde dos recifes de coral. Foi também base de testes de novos instrumentos científicos a altitudes até aproximadamente 15 quilómetros. O desenvolvimento de RPAS deste género pode levar a uma melhor monitorização de fenómenos atmosféricos, vigilância de grandes aéreas florestais ou de cultivo e até de ligação para as comunicações em caso de desastres naturais [19].

Tabela 6 - Características do HALSOL Pathfinder [19]

Endurance 15 h Alcance - Velocidade cruzeiro 32 km/h Carga útil 45 kg Teto operacional - Figura 7 – Pathfinder [20]

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Apesar de serem apresentados em contextos diferentes (militares e civis), a diferença entre estes é ténue, visto que na sua maioria os sistemas com aplicações militares podem ser utilizados em aplicações civis e vice-versa, desde que ambos sejam adaptados para tais tarefas.

3.2 Ciclos Termodinâmicos

Um ciclo termodinâmico é um conjunto consecutivo de processos termodinâmicos que alteram o sistema, através de um conjunto sequencial de estados, e que levam o sistema de volta ao estado termodinâmico onde o ciclo se iniciou. Os ciclos termodinâmicos possuem uma importância significativa numa variedade considerável de motores assim como sistemas de aquecimento ou arrefecimento. Um ciclo termodinâmico possui na maioria das vezes um fluido ao qual se dá o nome de fluido de trabalho. Este fluido é submetido a uma série de processos termodinâmicos, alguns dos quais relacionados com a transferência de calor. O resultado de um ciclo termodinâmico pode ser produção de trabalho pelo dispositivo ou a transferência de energia térmica de um dispositivo com uma baixa temperatura, para um dispositivo a uma temperatura superior. Se o resultado do ciclo for expresso na produção de trabalho por parte do dispositivo, estamos perante um motor térmico visto que usa calor como fonte de energia [21].

Figura 8 – Diagrama temperatura-entropia do ciclo termodinâmico de Otto [22]

3.2.1 Ciclo de Brayton

O ciclo ideal de Brayton consiste em quatro processos termodinâmicos, sendo que dois desses processos são isobáricos (ou a pressão constante) e os restantes dois processos são isentrópicos (ou a entropia constante). Os dois processos isentrópicos são também processos adiabáticos, ou seja, não existe a transferência de matéria ou calor do ou para o fluido durante este processo.

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Este ciclo representa o funcionamento ideal de um motor do tipo turbina de gás, tal como representado na figura abaixo [23]:

Figura 9 - Componentes motor a jato e os estados termodinâmicos correspondentes [24]

Usando a notação estabelecida na figura podemos observar que: No processo de a até b, existe uma compressão adiabática reversível na admissão e no compressor; De b até c existe a adição de calor a pressão constante (ou combustão a pressão constante); De c para d existe uma expansão adiabática reversível na turbina e na tubeira de escape que fornecerá alguma energia sob forma de trabalho para movimentar o compressor e a fan, sendo que a restante energia sob forma de trabalho será usada para acelerar o fluido para propulsão a jato ou para a geração de energia elétrica, fazendo girar um gerador; Por fim, de d até a o fluido arrefece a pressão constante e volta às suas condições iniciais [24].

Na prática, o ciclo de Brayton tem duas aplicações, se se tiver em conta se este é aberto ou fechado. Na figura abaixo apresentam-se os dois casos:

Figura 10 - Ciclo Brayton aberto (esquerda) e fechado (direita) [24]

Como se pode observar, a diferença entre o ciclo de Brayton aberto ou fechado prende-se no facto da recirculação do fluido no dispositivo. No ciclo aberto (o que representa motores do tipo turbina de gás) o fluido entra e sai sem voltar a entrar de novo no dispositivo (sem recirculação). No ciclo fechado (usado em centrais elétricas) o fluido sai do dispositivo e volta a entrar no mesmo (com recirculação).

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3.3 Motor Turbofan

Os motores turbofan, usados atualmente em aeronaves comerciais e militares, são versões modificadas de motores turbojet que tem como objetivo reduzir o ruído provocado pelo jato e a aumentar a eficiência propulsiva [25].

Sinteticamente, nos motores turbojet o ar entra pela admissão, é comprimido na secção fria do motor movendo-se de seguida para a câmara de combustão (onde se inicia a zona quente) onde lhe é adicionado calor sob a forma de queima de combustível. Seguidamente passa pelas pás da turbina de forma a fornecer energia que fará girar os compressores, saindo pelo bocal de escape, como se mostra na figura 11.

Figura 11 - Motor Turbojet [26]

Se acrescentarmos a este motor uma fan depois da admissão e antes dos compressores, adicionarmos mais uma turbina ligada à fan por via de um veio, e criarmos um duto que permita o contorno do ar em volta do motor, obtemos um motor turbofan. Num motor turbofan o ar é capturado pela admissão e chega à fan. Ao passar por esta é conduzido por dois dutos diferentes. Num dos dutos, o ar comprimido pela fan contorna o motor (bypass) e sai pelo bocal de propulsão fria do turbofan. No outro duto, o ar passa pelo núcleo do motor (onde se encontram a maioria dos componentes), é comprimido, aquecido e passa pela turbina de forma a fazer girar os compressores e também a fan instalada, por via de um veio até sair pelo bocal propulsivo do jato quente.

Pode concluir-se então que para a propulsão de um motor turbofan contribuem dois jatos distintos: o jato frio do ar que contorna o motor depois de passar pela fan; e o jato quente que percorre o interior do motor. A razão de ar que contorna o motor e o ar que passa pelo núcleo do motor tem o nome de razão de bypass.

16

Figura 12 - Motor Turbofan [27]

Um motor turbofan é constituído por:

• Admissão: local onde o ar é admitido para passagem no motor;

• Fan: é equivalente a um hélice confinado pela admissão com maior número de pás; • Compressor: dividem-se em compressores de alta e baixa pressão;

• Câmara de combustão: onde se acrescenta energia ao escoamento;

• Turbina: dividem-se em turbinas de baixa e alta pressão responsáveis por fornecer energia aos compressores e à fan;

• Bocal propulsivo: local de saída do escoamento.

Os componentes rotativos do motor encontram-se interligados por veios mecânicos, tal como referido anteriormente. A turbina da fan aciona a fan, a turbina de baixa pressão aciona o compressor de baixa pressão e a turbina de alta pressão aciona o compressor de alta pressão.

As vantagens da implementação de motores turbofan em aeronaves passam pela redução de ruído e pela poupança de combustível comparativamente aos motores turbojet. “Devido à taxa do fluxo de combustível para o núcleo (do motor) variar numa pequena quantidade pela adição da fan, o turbofan gera mais tração para aproximadamente a mesma quantidade de combustível usado pelo núcleo (do motor). Isto significa que o turbofan é bastante eficiente em termos de combustível. [27]”

Devido ao fato de o fan estar confinado pela admissão e ser composto por várias pás a sua eficiência a altas velocidades será maior do que a eficiência de um hélice convencional. Por este motivo, os motores turbofan são usados em transportes a grandes velocidades ao passo que nos transportes a velocidades mais baixas, se empregam as hélices convencionais.

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3.3.1 Turbofan de baixa razão de bypass, mistura de caudais e afterburner

Este tipo de motor é maioritariamente usado em aplicações militares. Como referido anteriormente o motor turbofan é benéfico para a poupança de combustível. Quanto maior a sua razão de bypass, maior a eficiência propulsiva o que se traduz numa redução de consumo de combustível. Contudo, existem aeronaves de alta performance capazes de operar eficientemente a velocidades subsónicas e supersónicas, que incorporam este tipo de motor. Conseguem-no usando as propriedades do motor turbofan em voo de cruzeiro e quando necessitam de mais tração para realizarem determinada tarefa da sua missão (por exemplo, combate aéreo) contam com o incremento do pós-combustor (afterburner).

Neste tipo de motor há a inclusão de um componente após a saída da turbina que resulta na mistura do jato do quente e do jato frio antes da sua saída pelo bocal propulsivo, o misturador. Este componente incorpora melhorias na tração e no consumo específico de tração [28]. É condição deste componente que a pressão estática seja igual entre os dois jatos provenientes do duto de bypass e do núcleo do motor.

Para além do misturador, este tipo de motor conta com o afterburner quando a aeronave necessita de mais tração. O afterburner funciona queimando combustível no duto de escape, adicionando energia ao escoamento misturado anteriormente. O uso do afterburner deve ser limitado a pequenos períodos, tais como descolagens ou manobras a altas velocidades, já que implica um aumento do consumo de combustível considerável.

Figura 13 - Motor Turbofan com baixa razão de bypass e afterburner [29]

No entanto, “apesar de os aviões de combate puderem voar muito mais rápido do que a velocidade do som, o ar que entra no motor deve movimentar-se a uma velocidade inferior à do som para maior eficiência. [27]”Assim sendo, cabe à admissão desacelerar o ar que entra nestes motores, abaixo de velocidades supersónicas.

18

4. Procedimento

4.1 Requisitos da missão

O motor de uma aeronave exerce grande influência na performance da mesma devendo por isso ser adaptado para cada aplicação específica. Quando um comprador pretende adquirir um novo motor de um fabricante, para descrever a performance desejada do motor (e consequentemente aeronave), este fá-lo através de um documento com requisitos, tal como o “Request for Proposal” (RFP), ou seja, uma solicitação de proposta. Este documento indica apenas as características ou capacidades finais a serem cumpridas pela aeronave e não como devem ser atingidas. É, portanto, à volta deste documento que o projetista do motor se deve debruçar de forma a obter o resultado desejado, o cumprimento de todos os requisitos solicitados pelo cliente [5].

Assim sendo, foi necessária a definição de um conjunto de especificações necessárias ao projeto do motor deste trabalho. Tendo em conta que o objetivo é desenvolver um motor turbofan com pós-combustor e este tipo de motores é maioritariamente utilizado em aplicações militares, definiu-se uma missão com características militares. O RPAS de aplicação deste motor será um MALE-to-HALE com capacidades de combate (UCAV). Esta escolha justifica-se pelo fato de esta missão ser semelhante à dos aviões tripulados de vigilância e combate atualmente existentes.

Reúnem-se na tabela seguinte as especificações para o projeto deste motor:

Tabela 7 - Requisitos da missão do RPAS

Fase da

missão Duração Altitude Nº Mach

Tração

Requerida Observações Cruzeiro 2,6 horas 15 km 0,75 20 KN Afterburner OFF

Loiter 4 horas 15 km 0,75 20 KN Afterburner OFF

Combate 7 minutos 5 km 1,3 200 KN Afterburner ON

Temos então o ponto de partida, pelo qual se dará início ao projeto motor que terá por objetivo o cumprimento dos requisitos apresentados na tabela 7.

19

4.2 Notação de estações

De forma a se puder desenvolver uma rotina de cálculo que nos permita a obtenção dos parâmetros de desempenho do motor, é primeiramente necessário atribuir uma notação às várias estações presentes num motor turbofan com mistura de caudais e pós combustor.

Figura 14 - Notação das estações do motor [30]

A notação usada, será a que se encontra na figura 14. Na tabela 8 estão presentes as notações atribuídas a cada estação do motor, bem como a sua posição ao longo do motor.

Tabela 8 - Notação das estações do motor

Estação Posição

0 Escoamento livre

2 Entrada na fan

13 Saída da fan para o duto da fan

3 Saída do compressor

4 Entrada na turbina

5 Saída da turbina

15 Saída do duto da fan

6M Misturador

7 Afterburner

8 Garganta do bocal propulsivo

9 Saída do bocal propulsivo

É através da notação destas estações que se se pode empregar a “marching technique” para a análise do motor. Esta técnica consiste no cálculo das condições de estagnação em cada estação desde a entrada até à saída do motor, o que será útil para o cálculo da performance do mesmo.

20

4.3 Considerações

Para a realização deste projeto, foram tidas em conta as seguintes considerações para a realização dos cálculos necessários para a obtenção dos parâmetros de performance do motor obtido. Essas considerações são:

• Fluxo uniforme e unidirecional;

• As propriedades do fluido e do escoamento são uniformes em cada estação;

• Os parâmetros atmosféricos correspondem aos valores da atmosfera padrão internacional (ISA);

• As compressões e expansões são politrópicas; • A admissão e o duto da fan são adiabáticos;

• O escoamento sofre perdas por fricção de 1% no duto da fan; • O fluido comporta-se como um gás perfeito.

4.4 Metodologia matemática

Para o cálculo da performance deste motor foi utilizada a metodologia presente em “Aircraft Propulsion” de Saeed Farokhi, 2014, aplicada a uma rotina de cálculo no software MATLAB. Nesta metodologia, o autor aplica a “marching technique” referida anteriormente na qual é necessária a identificação de um conjunto de parâmetros para o início da análise do ciclo no motor. Esses parâmetros estão descritos na tabela 9:

Tabela 9 - Parâmetros necessários para análise do ciclo do motor

Símbolo Designação

Condições de voo

𝑀" ou 𝑉" Nº de Mach ou velocidade

𝑇" Temperatura

𝑝" Pressão

Admissão 𝜋' Parâmetro da recuperação da pressão total

Fan 𝜋( Razão de pressões da fan

𝑒( Eficiência politrópica do fan

Compressor 𝜋* Razão de pressões total do compressor

𝑒* Eficiência politrópica do compressor

Câmara de combustão

𝜋+ Razão de pressões da c.c.

𝜂+ Eficiência da combustão

𝑄. Poder calorífico do combustível

𝑇/0 Temperatura de entrada na turbina

Turbina

𝑒/ Eficiência politrópica da turbina

𝜂1 Eficiência mecânica do veio

21

Misturador 𝜋3,( Queda de pressão total no misturador

Afterburner

𝜂56 Eficiência do afterburner

𝜋56789 Razão de pressões total do afterburner

𝑄.,56 Poder calorífico do combustível

𝑇/: Temperatura máxima

Bocal Propulsivo 𝜂; Eficiência adiabática do bocal propulsivo

𝑝< Pressão de saída do bocal propulsivo

Alguns dos parâmetros acima podem ser especificados com base em valores tabelados em elementos bibliográficos. Na tabela 10 estão especificados alguns desses valores:

Tabela 10 - Parâmetros tabelados [19],[5],[20]

Parâmetro Valor 𝝅𝒅 0,96 𝒆𝒇 0,89 𝒆𝒄 0,90 𝝅𝒃 0,96 𝜼𝒃 0,995 𝑸𝑹 [𝒌𝑱/𝒌𝒈] 43 000 𝒆𝒕 0,89 𝜼𝒎 0,95 𝑴𝟓 0,5 𝝅𝑴,𝒇 0,98 𝜼𝑨𝑩 0,97 𝝅𝑨𝑩7𝑶𝑵 0,95 𝑸𝑹,𝑨𝑩[𝒌𝑱/𝒌𝒈] 43 000 𝑻𝒕𝟒 [𝑲] 2000 𝑻𝒕𝟕[𝑲] 2220 𝜼𝒏 0,98

De notar que alguns parâmetros, nomeadamente a razão de pressões do fan e do compressor, não são especificados porque serão variados de forma a encontrar a melhor performance do motor. O mesmo se sucederá com a razão de bypass, 𝛼.

São também necessários alguns valores de constantes do ar atmosférico:

Tabela 11 - Constantes para o ar fresco e para a mistura queimada

Constante Valor

𝜸𝒄 1,40

𝜸𝒕 1,33

22

𝒄𝒑𝒄 [𝑱/𝒌𝒈𝑲] 1004

𝒄𝒑𝒕[𝑱/𝒌𝒈𝑲] 1152

𝒄𝒑,𝑨𝑩[𝑱/𝒌𝒈𝑲] 1241

Apresentam-se também na tabela 12 as designações de variáveis que não estão presentes nas tabelas 9 a 11, mas que incorporam as expressões de cálculo que irão ser apresentadas:

Tabela 12 - Designação das variáveis utilizadas

Variável Designação

𝒑𝒕𝒙 Pressão de estagnação na estação 𝑥

𝑻𝒕𝒙 Temperatura de estagnação na estação 𝑥

𝝅𝒓 Razão de pressões na estação 0

𝒂𝒙 Velocidade do som na estação 𝑥

𝑻𝒙 Temperatura estática na estação 𝑥

𝒑𝒙 Pressão estática na estação 𝑥

𝝉𝝀 Zona limite da entalpia do ciclo

𝝉𝒄 Razão de temperatura do compressor

𝝉𝒓 Razão de temperaturas na estação 0

𝝉𝒕 Razão da temperatura total da turbina

𝝉𝒇 Relação das razões de pressão e temperatura da fan

𝜶 Razão de Bypass

𝝅𝒇,𝒅 Queda de pressão no duto da fan

𝝅𝒕 Razão de pressões da turbina

𝒄𝒑𝟔𝑴 Propriedade do gás misturado

𝒉𝒕𝒙 Entalpia total específica na estação 𝑥

𝒉𝟎 Entalpia específica na estação 0

𝒇 Razão combustível-ar

𝒇𝑨𝑩 Razão combustível-ar do afterburner

𝑨𝒙 Área transversal da secção 𝑥

𝜸𝟔𝑴 Propriedade do gás misturado

𝑪𝟏 Notação adotada para simplificação

𝑪𝟐 Notação adotada para simplificação

𝑪 Relação entre 𝐶k e 𝐶l

𝑽𝟗𝒆𝒇𝒇 velocidade efetiva de escape na estação 9

𝒑𝒕𝟔𝑴𝒊 Pressão total ideal à saída do misturador

𝑵𝑫𝑺𝑻 Tração específica adimensional

𝑻𝑺𝑭𝑪 Consumo de combustível específico de tração

𝜼𝒕𝒉 Eficiência térmica

𝜼𝒑 Eficiência propulsiva

23

O próximo passo na “marching technique” será o cálculo das condições do escoamento a cada estação do motor. De seguida são apresentadas as expressões que permitem o cálculo dessas mesmas condições.

Estação 0:

Apesar de não estar presente no subcapítulo 4.2, a estação 0 corresponde à estação fora do motor, antes da admissão.

𝑝/"= 𝑝"× v1 + 𝛾*− 1 2 × 𝑀"l| }~ }~7k ₍₁₎ 𝜋•= v1 + 𝛾*− 1 2 × 𝑀"l| }_~ }~7k (2) 𝑇/"= 𝑇"× v1 + 𝛾*− 1 2 × 𝑀"l| (3) 𝜏•= v1 + 𝛾*− 1 2 × 𝑀"l| (4) 𝑎"= ‚(𝛾*− 1) × 𝑐†*× 𝑇" (5) 𝑉"= 𝑎"× 𝑀" (6) Estação 2:

Na estação 2, como a admissão é considerada adiabática então:

𝑇/l= 𝑇/"

(7)

𝑝/l= 𝑝/"× 𝜋'

(8)

24 𝜏(= 𝜋( }~ }~ׇˆ (9) 𝑝/‰= 𝑝/l× 𝜋( (10) 𝑇/‰= 𝑇/l× 𝜋( }_~ }_~ׇ_ˆ (11) Estação 15: 𝑇/k2= 𝑇/k‰ (12) 𝑝/k2= 𝑝/k‰× 𝜋(' (13) Estação 3: 𝜏*= 𝜋* }~7k }~ׇˆ (14) 𝑝/l= 𝑝/‰× 𝜋* (15) 𝑇/‰= 𝑇/l× 𝜏* (16) Estação 4: 𝑝/0= 𝑝/‰× 𝜋+ (17) 𝜏Š= 𝑐†/× 𝑇/0 𝑐†*× 𝑇" (18)

25 𝑓 = _𝑄𝜏Š− 𝜏•× 𝜏* .× 𝜂+ 𝑐†*× 𝑇"− 𝜏Š (19) Estação 5: 𝑝/2= 𝑝/k2 (20) 𝜋/= 𝜋('× 𝜋( 𝜋+× 𝜋* (21) 𝜏/= 𝜋/ }_Œ7k }_Œ ׇŒ (22) 𝑇2= 𝑇/2 •1 +𝛾/− 1 2 𝑀2lŽ (23) 𝑎2= ‚(𝛾/− 1) × 𝑐†/× 𝑇2 (24) Estação 6M: ℎ"= 𝑐†*× 𝑇" (25) ℎ/•3= ℎ"× (1 + 𝑓) × 𝜏/× 𝜏Š+ 𝛼 × 𝜏(× 𝜏• 1 + 𝛼 + 𝑓 ₍₂₆₎ 𝑐†•3= (1 + 𝑓) × 𝑐†/+ 𝛼 × 𝑐†* 1 + 𝛼 + 𝑓 ₍₂₇₎ 𝛾•3 = (1 + 𝑓) × 𝑐_†/+ 𝛼 × 𝑐†* (1 + 𝑓) ×𝑐†/ 𝛾/ + 𝛼 × 𝑐†* 𝛾* (28)

26 𝑇/•3= ℎ/•3 𝑐†•3 (29) 𝑀k2l = 2 𝛾*− 1× ‘’v1 + 𝛾/− 1 2 × 𝑀2l| }Œ }Œ7k “ }~7k }_~ − 1” (30) 𝑇k2= 𝑇/k2 •1 +𝛾/− 1 2 𝑀k2lŽ (31) 𝑝k2= 𝑝/k2 •1 +𝛾/− 1 2 ∗ 𝑀"lŽ }Œ }Œ7k (32) 𝑎k2= ‚(𝛾*− 1) × 𝑐†*× 𝑇k2 (33) 𝐴k2 𝐴2 = 𝛼 1 + 𝑓× v 𝛾/ 𝛾*| × 𝑎k2 𝑎2 × 𝑀2 𝑀k2 (34) 𝐶k= (1 + 𝛾/× 𝑀2l) + 𝐴_𝐴k2 2 × (1 + 𝛾*× 𝑀k2 l₎ 1 +𝐴k2 𝐴2 (35) 𝐶l= —v 𝛾/ 𝛾•3| × 𝑀2 𝑎2 + v 𝛾* 𝛾•3| × 𝑀k2×𝐴_𝐴k2 2 𝑎k2 ˜ × ™(𝛾•3− 1) × 𝑐†•3× 𝑇/•3 1 +𝐴k2 𝐴2 (36) 𝐶 = v𝐶k 𝐶l| l (37)

27 𝑀•3l = 𝐶 − 2 × 𝛾•3− ‚(𝐶 − 1)l− 4 × ›𝛾•3l −𝐶 × (𝛾•3₂ − 1)œ 2 × 𝛾_•3l _{− 𝐶 × (𝛾} •3− 1) (38) 𝑝•3 = 𝐶k 1 + 𝛾•3× 𝑀•3l × 𝑝2 (39) 𝑝/•3•= 𝑝•3× v1 + 𝛾•3− 1 2 ∗ 𝑀•3l | }žŸ }žŸ7k (40) 𝑝/•3= 𝑝/•3•× 𝜋3,( (41) Estação 7: 𝑝/:= 𝑝/•3× 𝜋56789 (42) ℎ/:= 𝑐†,56× 𝑇/: (43) 𝑓56= ℎ/:− ℎ/•3 𝑄.,56× 𝜂56− ℎ/: (44) Estação 9: 𝑝/<= 𝑝/:× 𝜋; (45) 𝑇/<= 𝑇/: (46) 𝑀<l= 2 𝛾56− 1× ’v 𝑝/< 𝑝<| } _¡7k } ¡ − 1“ (47) 𝑇<= 𝑇/< •1 +𝛾56− 1 2 𝑀<lŽ (48)

28 𝑎<l= ‚(𝛾56− 1) × 𝑐†,56× 𝑇< (49) 𝑉<= 𝑀<× 𝑎< (50) 𝑉<‡((= 𝑉<+ 𝑎<l× •1 −𝑝_𝑝" <Ž 𝛾56× 𝑉< (51) 𝑁𝐷𝑆𝑇 = v1 + 𝛼 + 𝑓 + 𝑓56 1 + 𝛼 | × 𝑉<‡(( 𝑎" − 𝑀" (52) 𝑇𝑆𝐹𝐶 = (𝑓 + 𝑓56) (1 + 𝛼) × 𝑎" 𝑁𝐷𝑆𝑇 × 10• (53) 𝜂/§= (1 + 𝛼 + 𝑓 + 𝑓56) × 𝑉<‡((l − (1 + 𝛼) × 𝑉"l 2 × ¨𝑓 × 𝑄.+ 𝑓56× 𝑄.,56© (54) 𝜂†= 2 × 𝑉"× 𝑎"× 𝑁𝐷𝑆𝑇 v 𝛼_{1 + 𝛼 +}1 + 𝑓_{1 + 𝛼 + 𝑓}56+𝑓56_{1 + 𝛼 | × 𝑉}× 𝑓 <‡((l − 𝑉"l (55) 𝜂ª= 𝜂/§× 𝜂† (56)

As equações anteriores foram implementadas no software MATLAB, obtendo-se assim uma rotina de cálculo de onde é possível retirar parâmetros de desempenho, nomeadamente o 𝑁𝐷𝑆𝑇 o 𝑇𝑆𝐹𝐶 e as eficiências térmica, propulsiva e global, para determinada altitude e condições de voo.

De seguida, recorre-se aos dados de outros motores para se puder iniciar o estudo dos parâmetros do motor a serem variados (ver tabela 13). Desta forma e através de métodos de interpolação tentam-se alcançar parâmetros que melhor desempenhem a missão requerida, ou seja, um motor que possua a tração requerida em qualquer fase de voo e que tenha o menor

29

consumo de combustível na realização da missão. Considera-se para efeitos de simplificação que a razão de pressões do compressor é a subtração da razão de pressões global com a razão de pressões do fan.

Tabela 13 - Parâmetros de motores turbofan com mistura de caudais e afterburner (estático e ao nível do mar) [31]

Motor Fabricante Aeronave RB RPG RPF RPC Fluxo de ar [kg/s] F100-PW-229 P&W F-15 E/I/S 0,36 32,4 3,8 28,6 112,5 EJ200 Mk.100 EuroJet Turbo Typhoon 0,4 25 4,2 20,8 73,9 D-30F6 Soloviev MiG-31 'Foxhound-A', S-37 'Berkut' 0,57 21,5 3 18,5 150,1 F110-GE-100 GE F-16C/D 0,87 30,4 2,98 27,42 115,2 TF30-PW-100 P&W F-111F 0,73 21,8 2,43 19,37 117,9 Spey RB.168-25R RSp.2 Mk.201 RR Phantom FG.1 (F-4K) 0,7 20,1 2,7 17,4 95,3

Com estes dados e após uma análise da média destes valores, decidiu-se estabelecer os seguintes parâmetros para as duas fases de voo principais na missão do RPAS. Esses parâmetros são apresentados na tabela 14.

Tabela 14 - Valores atribuídos aos parâmetros das duas fases da missão

Condições de projeto H = 15 km H = 5 km M = 0,75 M = 1,3 RB 1 0,6 RPF 4 3,2 RPC 30 22

Após esta definição de valores para as duas fases distintas da missão procedeu-se uma primeira interpolação usando a expressão seguinte, que com recurso a um valor de interpolação 𝛽, nos permite saber qualquer ponto na reta compreendida entre dois valores 𝑝ke 𝑝l [32]:

30

𝑑 = 𝛽 × 𝑝k+ (1 − 𝛽) × 𝑝l (57)

Note-se que 𝑝k corresponde à fase de cruzeiro (onde H=15 km) 𝑝l corresponde à fase de

combate (ou H=5 km). Estabelecendo valores para 𝛽 ficamos com a tabela 15:

Para o cálculo da massa de combustível necessário para a missão utilizar-se-á a seguinte expressão:

𝑚*ª1+®¯/í±‡² = 𝑇𝑆𝐹𝐶 × 𝑡 × 𝑇•‡´®‡••'µ (58)

onde 𝑡 é o tempo em segundos da fase da missão e 𝑇•‡´®‡••'µ a tração que se requer em cada

fase da missão. A massa total de combustível será a soma das massas de combustível de cada fase da missão.

O cálculo da tração é feito com base no TSFC e com base no caudal de combustível. Para tal definem-se as seguintes expressões:

𝑓 =

𝑚̇

𝑚̇

𝑇𝑆𝐹𝐶 =

𝑚̇

𝑇

𝑇

𝑇

=

𝑓 × 𝑚̇

𝑇𝑆𝐹𝐶

Posteriormente, e já com toda a informação do motor, pode proceder-se às estimativas físicas do motor. Nesta parte estimar-se-ão a área frontal e a massa seca do motor (motor vazio e sem qualquer tipo de fluido no seu interior).

Para se estimar a área frontal, usar-se-ão as condições da estação 2, já que esta se situa logo após a admissão. Da equação da continuidade vem que:

𝐴 = 𝑚̇

31

A lei dos gases ideais:

𝑃 = 𝜌 × 𝑅 × 𝑇 (63)

A velocidade do som é expressa por:

𝑎l_{= 𝛾}

*× 𝑅 × 𝑇 (64)

Substituindo as equações anteriores na equação (59) e usando a definição do nº de Mach obtém-se:

𝐴 = º𝑅 𝛾*×

𝑚̇ × √𝑇

𝑃 × 𝑀 (65)

Incluindo as equações (23) e (32), aplicadas à estação 2 (mudando apenas o subscrito e substituindo 𝛾/ por 𝛾*), na equação anterior e substituindo alguns valores da atmosfera padrão

ficamos com:

𝐴 = 14,32 ×𝑚̇ × ™𝑇/l× (1 + 0,2 × 𝑀

l₎‰

𝑝/l× 𝑀

(66)

Para se estimar o peso do motor a seco, utilizar-se-á a seguinte expressão [33]:

𝑚‡¯/•1µ'ª= 10 × 𝑅𝑃𝐺",l2_{× 𝑚̇} 1 + 𝑅𝐵 + 0,12 × 𝑇1áÀ•1µ 𝑔 × Â1 − 1 ™1 + 0,75 × 𝑅𝐵Å (67)

convertida para unidades do sistema métrico. 𝑇1áÀ•1µ corresponde à tração máxima com o

32

5. Resultados

Depois da interpolação realizada e apresentada na tabela 15, procedeu-se à utilização da rotina de cálculo para a análise dos parâmetros de desempenho obtidos para cada valor de 𝛽. A análise foi realizada considerando a presença e a ausência do pós-combustor, ou seja, com o

afterburner desligado e posteriormente com o afterburner ligado. Os parâmetros obtidos

encontram-se nas tabelas 16 e 17:

Tabela 15 - Valores interpolados para várias possibilidades de motores

Caso 1 2 3 4 5 6 7 8 9

Parâmetros Valores interpolados para diferentes valores de 𝜷

𝜷 0,7 0,65 0,6 0,55 0,5 0,45 0,4 0,35 0,30 Altitude 12000 11500 11000 10500 10000 9500 9000 8500 8000 Nº. Mach 0,915 0,9425 0,97 0,9975 1,025 1,0525 1,08 1,1075 1,135 RPF 3,76 3,72 3,68 3,64 3,6 3,56 3,52 3,48 3,44 RB 0,88 0,86 0,84 0,82 0,8 0,78 0,76 0,74 0,72 RPC 27,6 27,2 26,8 26,4 26 25,6 25,2 24,8 24,4

Tabela 16 - Valores dos parâmetros de desempenho para os motores iterados (afterburner OFF)

Caso 𝑻𝑺𝑭𝑪 [mg/s/N] 𝑵𝑫𝑺𝑻 𝜼𝒕𝒉 𝜼𝒑 𝜼𝒐 𝒇 𝑻 [N] 1 35,4071 1,9823 0,3486 0,4896 0,1706 0,0389 121950,1173 2 36,0515 1,9641 0,3458 0,4993 0,1726 0,0389 119770,3286 3 36,6774 1,9469 0,3435 0,5086 0,1747 0,0388 117423,8087 4 37,1204 1,9133 0,3441 0,5199 0,1789 0,0384 114826,3489 5 37,5442 1,8808 0,345 0,5308 0,1832 0,0381 112643,2312 6 37,9603 1,8502 0,3461 0,5414 0,1874 0,0377 110238,8548 7 38,3637 1,8211 0,3475 0,5517 0,1917 0,0373 107922,3328 8 38,7495 1,7926 0,3491 0,5617 0,1961 0,037 105988,4644 9 39,1295 1,7658 0,3508 0,5713 0,2004 0,0366 103824,4803

33 Tabela 17 - Valores dos parâmetros de desempenho para os motores iterados (afterburner ON)

Caso 𝑻𝑺𝑭𝑪 [mg/s/N] 𝑵𝑫𝑺𝑻 𝜼𝒕𝒉 𝜼𝒑 𝜼𝒐 𝒇 + 𝒇𝑨𝑩 𝑻 [N] 1 40,65019012 3,71037782 0,4468 0,3382 0,1511 0,0836 228279,3751 2 41,31173181 3,678014789 0,4412 0,3472 0,1532 0,0834 224086,4664 3 41,95058176 3,647628754 0,4363 0,3561 0,1554 0,0831 219880,145 4 42,49649419 3,586651366 0,4333 0,3668 0,1589 0,0824 215227,1658 5 43,02201626 3,527957816 0,4308 0,3774 0,1626 0,0819 211308,088 6 43,53336401 3,473333847 0,4287 0,3877 0,1662 0,0812 207041,2018 7 44,02957945 3,42142099 0,4269 0,3979 0,1699 0,0805 202943,1149 8 44,50966603 3,370970566 0,4255 0,408 0,1736 0,0799 199257,842 9 44,97988284 3,323725042 0,4244 0,4178 0,1773 0,0792 195447,3744

Após uma breve análise a esta tabela, conclui-se que apenas os casos de 1 a 7 seriam possíveis de ser aplicados, já que os casos 8 e 9 não cumprem o requisito de tração para a fase da missão em que o afterburner é acionado. Assim sendo, seleciona-se o caso 7 para otimização uma vez que para os dois modos é o que apresenta melhor eficiência global, apesar de haver uma ligeira penalização no consumo específico de tração.

Seguidamente, realizaram-se mais dois processos de interpolação para aferir melhores soluções do que a apresentada anteriormente. Na segunda interpolação (ver tabela 18) diminuiu-se o limite inferior imposto para a razão de Bypass e para a razão de pressões da fan. A razão de pressões do compressor foi praticamente mantida nos mesmo valores.

Tabela 18 - Valores interpolados para várias possibilidades de motores (segunda interpolação)

Caso 1.2 2.2 3.2 4.2 5.2 6.2 7.2 8.2 9.2

Parâmetros Valores interpolados para diferentes valores de 𝜷

𝜷 0,7 0,65 0,6 0,55 0,5 0,45 0,4 0,35 0,30 Altitude 12000 11500 11000 10500 10000 9500 9000 8500 8000 Nº. Mach 0,915 0,9425 0,97 0,9975 1,025 1,0525 1,08 1,1075 1,135 RPF 3,4 3,3 3,2 3,1 3 2,9 2,8 2,7 2,6 RB 0,76 0,72 0,68 0,64 0,6 0,56 0,52 0,48 0,44 RPC 24,4 24,8 25,2 25,6 26 26,4 26,8 27,2 27,6

Analisados estes casos recorrendo à rotina de cálculo, obteve-se à semelhança dos casos anteriores as tabelas 19 e 20, com os parâmetros de desempenho para cada caso:

34

Tabela 19 - Valores dos parâmetros de desempenho para os motores iterados (afterburner OFF)

Caso 𝑻𝑺𝑭𝑪 [mg/s/N] 𝑵𝑫𝑺𝑻 𝜼𝒕𝒉 𝜼𝒑 𝜼𝒐 𝒇 𝑻 [N] 1.2 36,94398905 2,065357261 0,3409 0,4795 0,1634 0,0396 119030,19 2.2 38,01950911 2,04107525 0,3341 0,4898 0,1636 0,0394 114957,35 3.2 39,13417142 2,016539011 0,3274 0,4999 0,1637 0,0391 110959,73 4.2 40,13188861 1,973161608 0,323 0,5122 0,1654 0,0386 106767,16 5.2 41,16481231 1,929752715 0,3185 0,5244 0,1671 0,0381 102632,72 6.2 42,24533247 1,887540929 0,314 0,5364 0,1684 0,0375 98576,844 7.2 43,36964328 1,845933915 0,3094 0,5482 0,1696 0,037 94593,232 8.2 44,532896 1,804386295 0,3049 0,5599 0,1707 0,0364 90675,305 9.2 45,74743252 1,764124757 0,3003 0,5713 0,1716 0,0358 86846,349

Tabela 20 -Valores dos parâmetros de desempenho para os motores iterados (afterburner ON)

Caso 𝑻𝑺𝑭𝑪 [mg/s/N] 𝑵𝑫𝑺𝑻 𝜼𝒕𝒉 𝜼𝒑 𝜼𝒐 𝒇 + 𝒇𝑨𝑩 𝑻 [N] 1.2 41,95892919 3,825269744 0,4406 0,333 0,1467 0,0833 220457,06 2.2 43,03024747 3,799138792 0,4314 0,3418 0,1474 0,0829 213974,93 3.2 44,13794678 3,772552048 0,4224 0,3506 0,1481 0,0825 207584,06 4.2 45,21760065 3,711814789 0,4145 0,3614 0,1498 0,0818 200845,14 5.2 46,33284597 3,651675111 0,4068 0,3723 0,1515 0,0811 194212,11 6.2 47,48856582 3,594435506 0,3992 0,3831 0,1529 0,0803 187719,43 7.2 49,6599927 3,542775567 0,3838 0,3944 0,1514 0,0791 176768,83 8.2 49,91177073 3,484825148 0,3844 0,4046 0,1555 0,0787 175121,92 9.2 51,17914437 3,433897908 0,3773 0,4151 0,1566 0,0779 169047,85

Observa-se pelos parâmetros de desempenho desta interpolação que o caso que cumpre os requisitos da missão é o caso 4.2. Contudo, comparativamente ao caso 7 da interpolação anterior, observa-se um decréscimo na eficiência global tanto para ambos os casos do

afterburner, um aumento geral do consumo de combustível específico de tração e um ligeiro

aumento da tração específica adimensional.

Realizando a terceira interpolação, onde se reduziu o limite inferior da razão de pressões do compressor (ver tabela 21) obteve-se as tabelas 22 e 23:

35 Tabela 21-Valores interpolados para várias possibilidades de motores (terceira interpolação)

Caso 1.3 2.3 3.3 4.3 5.3 6.3 7.3 8.3 9.3

Parâmetros Valores interpolados para diferentes valores de 𝜷

𝜷 0,7 0,65 0,6 0,55 0,5 0,45 0,4 0,35 0,30 Altitude 12000 11500 11000 10500 10000 9500 9000 8500 8000 Nº. Mach 0,915 0,9425 0,97 0,9975 1,025 1,0525 1,08 1,1075 1,135 RPF 3,4 3,3 3,2 3,1 3 2,9 2,8 2,7 2,6 RB 0,76 0,72 0,68 0,64 0,6 0,56 0,52 0,48 0,44 RPC 16 17 18 19 20 21 22 23 24

Realizando as corridas de cálculo necessárias obtiveram-se:

Tabela 22 - Valores dos parâmetros de desempenho para os motores iterados (afterburner OFF)

Caso 𝑻𝑺𝑭𝑪 [mg/s/N] 𝑵𝑫𝑺𝑻 𝜼𝒕𝒉 𝜼𝒑 𝜼𝒐 𝒇 𝑻 [N] 1.3 36,67384937 2,1944786 0,3534 0,4649 0,1643 0,0418 126471,69 2.3 37,78524284 2,1570897 0,3449 0,4764 0,1643 0,0414 121491,51 3.3 38,93323284 2,1203595 0,3367 0,4878 0,1642 0,0409 116672,43 4.3 39,99251391 2,0648765 0,5013 0,5013 0,1657 0,0403 111729,82 5.3 41,08069953 2,0102519 0,3248 0,5146 0,1671 0,0396 106914,02 6.3 42,20826784 1,9576458 0,3191 0,5276 0,1684 0,0389 102238,07 7.3 43,37236454 1,9063467 0,3134 0,5405 0,1694 0,0382 97689,03 8.3 44,56867445 1,8557141 0,308 0,5532 0,1704 0,0374 93254,669 9.3 45,80762185 1,8069294 0,3026 0,5657 0,1712 0,0367 88953,584

Tabela 23 - Valores dos parâmetros de desempenho para os motores iterados (afterburner ON)

Caso 𝑻𝑺𝑭𝑪 [mg/s/N] 𝑵𝑫𝑺𝑻 𝜼𝒕𝒉 𝜼𝒑 𝜼𝒐 𝒇 + 𝒇𝑨𝑩 𝑻 [N] 1.3 41,89782743 3,8299065 0,4416 0,333 0,1471 0,0833 220724,29 2.3 42,98981089 3,8031016 0,4321 0,3418 0,1477 0,083 214198,12 3.3 44,11497726 3,7759334 0,4228 0,3506 0,1482 0,0826 207770,11 4.3 45,22130301 3,7147096 0,4147 0,3615 0,1499 0,0819 201001,77 5.3 46,35879293 3,6541588 0,4067 0,3724 0,1515 0,0812 194344,2 6.3 47,53177619 3,5965669 0,3989 0,3832 0,1529 0,0804 187830,74 7.3 49,70243258 3,5444311 0,3836 0,3944 0,1513 0,0792 176851,43